编队飞行器的雷达角闪烁特性及其应用研究

针对作战过程中飞行器的规避拦截问题，从对抗制导雷达探测的角度，研究了飞行器编队作为扩展雷达目标的角闪烁特性及其应用问题。建立了编队飞行器N点散射源的角闪烁数学模型，利用相位梯度法计算了其角闪烁噪声的线偏差值及其分布特性。依此建立了4架飞行器通过不同编队模式与某典型地空导弹对抗的数学模型，并进行了数学仿真。仿真结果表明，飞行器通过合理的编队模式实现规避拦截是有效的。     

助推滑翔飞行器远程拦截发射方位角设计

针对高超声速助推滑翔飞行器远程拦截问题,结合球面三角形,提出在临近空间远程拦截目标飞行器时拦截发射诸元的求解思路。选取经典飞行器控制程序角模型,以时间与射程为控制目标合理设计了拦截器助推段弹道,并提出用平衡滑翔假设解析方程快速预报射程从而求解飞行器的拦截发射方位角的方法。仿真结果表明,所提出的拦截发射诸元设计方法可以成功将拦截器送到目标飞行器周围。     

动能拦截临近空间飞行器的复合制导律设计

针对临近空间飞行器进行拦截,设计了一套复合制导律,并给出各制导段间的交班条件及参数设计。考虑临近空间飞行器典型的机动方式,对目标进行拦截仿真,对比分析了拦截弹采用复合制导律和比例制导律的仿真结果,以及交班对拦截的影响,实现了动能拦截临近空间飞行器。     

拦截临近空间飞行器零控脱靶量计算方法

为精确预测拦截高速飞行的临近空间飞行器时的零控脱靶量,根据拦截临近空间飞行器的特点对拦截弹及目标飞行器动力学模型进行了合理简化,推导了拦截弹与目标飞行器相对运动状态解析表达式,得出了一种具有较高精度的零控脱靶量解析计算方法。为验证该算法精度,建立了尽可能接近真实情况的动力学模型,并采用数值积分方法进行仿真对比,结果表明该算法精度较高。将该算法应用于一个简单的中制导律,证明了其在拦截临近空间飞行器时的可行性。     

基于注意力机制的高超声速飞行器LSTM智能轨迹预测

临近空间高超声速飞行器具有非惯性轨迹形式和大范围、强机动的突防能力,对目标飞行轨迹的准确预测能够为反导拦截系统有效拦截提供有力技术支持。针对高超声速飞行器的滑翔式和跳跃式飞行轨迹预测问题,提出一种基于注意力机制的Seq2Seq轨迹预测模型,利用LSTM网络设计编码器和解码器,同时利用注意力机制提取的信息进行解码预测。该网络以目标轨迹的位置、速度、弹道倾角和攻角六维特征序列作为输入网络,网络输出为未来一段时间内的连续轨迹序列,利用弹道仿真模型获得的目标飞行器轨迹数据作为训练集对网络进行训练与优化。实验结果表明,该网络能够对高超声速飞行器的多种飞行轨迹进行有效的轨迹预测,预测误差小,能够为反导拦截系统提供有利参考。     

亚轨道高动态飞行器拦截弹道模式研究

由于亚轨道高动态飞行器一般在大气层边缘作高速飞行,现有的防空导弹难以对其进行拦截,因此针对亚轨道高动态飞行器拦截弹道模式进行研究。建立了拦截弹运动学和动力学模型,在此基础上利用参数优化方法和最优控制理论分别对传统视距拦截作战模式和超视距拦截作战模式下的拦截弹道进行了优化设计,得到了两种作战模式下拦截弹最优弹道。研究结果表明:超视距拦截作战模式能够充分发挥拦截弹能量优势,扩展拦截弹的射程。     

推力矢量拦截弹制导控制一体化设计

针对采用推力矢量控制的拦截弹,首先给出了推力矢量和气动力的归一化设计方法,通过引入等效舵偏角的概念,将多控制输入问题转化为单控制输入问题,并进行求解,设计了推力矢量偏心和气动舵偏转的控制分配策略,给出了气动舵偏转角及推力矢量偏心角的数学表达式,解决了多控制量之间相互争斗的问题。在此基础上,通过模型标准化,采用Backstepping方法(反步法),借助Lyapunov再设计工具,对导弹制导与控制系统进行一体化设计,得到了俯仰平面内的制导控制律。仿真结果表明,和常规制导与控制方法分别设计相比,采用该制导控制一体化设计方法能够使拦截弹有效拦截机动目标,并且导弹的姿态和执行机构偏角的变化也更加平稳。     

推力矢量控制技术在临近空间飞行器上的应用

简要介绍了推力矢量控制技术与临近空间飞行器的概念,选取超高空飞艇、超高空无人机、高超声速飞行器为对象,并以美军的临近空间飞行器为实例,对推力矢量控制技术在临近空间飞行器上的应用现状进行了总结,最后对推力矢量控制技术在临近空间背景下的应用前景进行了分析.     

载人火箭推力矢量调整偏差对有塔逃逸安全性影响分析

载人运载火箭推力矢量调整的目标是调整逃逸主发动机的推力线,使其通过有塔逃逸飞行器的质心。但在工程实际操作过程中,有塔逃逸飞行器的质心不能通过实际称重的方式得到,只能基于各部分结构产品质量实测值和质心的传统经验值通过理论计算获得,这样即使开展了推力矢量调整工作,只能将逃逸主发动机的推力线与有塔逃逸飞行器质心的不重合度控制在一定的范围内,并不能实现推力线完全通过质心的目标。对推力矢量调整偏差对有塔逃逸飞行器逃逸高度和逃逸飞行姿态的影响进行研究,通过设定逃逸主发动机推力线与有塔逃逸飞行器质心的偏差条件,并对该偏差工况下的逃逸过程通过ADAMS软件进行仿真分析,获得有塔逃逸飞行器质量质心偏差对逃逸安全性的影响。     

高超声速飞行器巡航段拦截作战需求分析

运用高超声速动力学和系统分析等理论和方法,分析了高超声速飞行器的主要性能特点、航路特点和拦截特点,指出其巡航段飞行时间长、航迹最平稳,巡航段拦截是最有效、最理想的拦截方式。提出巡航段拦截方法,并依此分析了传统防御系统存在的不足。最后,概括总结出高超声速飞行器巡航段拦截预警探测、指挥控制、拦截打击方面的能力需求。     

吸气式高超声速飞行器推进系统建模及不确定性研究

针对吸气式高超声速飞行器推进系统存在的不确定性问题,采用随机多项式展开(PCE)和蒙特卡罗模拟(MCS)两种方法开展了推进系统不确定性定量研究,得到了推力的概率密度函数以及置信区间,从而对推力的不确定性进行评估。首先对一典型吸气式高超声速飞行器的推进系统进行了建模,将模型分为外压缩段及内流道段,考虑溢流效应的影响,得到了气流参数分布及推力结果。随后考虑马赫数、迎角及燃油当量比的不确定性,采用PCE方法进行不确定性分析,将得到的推力估计值、置信区间及计算效率与MCS结果进行对比。结果表明:所建立的推进系统模型可快速评估吸气式高超声速飞行器的推力特性,PCE和MCS两种方法的推力统计分布结果相吻合,但PCE方法计算效率更高,可以在初步设计阶段快速评估推进系统的不确定性。     

反临近空间助推滑翔高超声速目标制导研究

临近空间助推滑翔高超声速飞行器飞行海拔高、速度快、机动强,传统防空导弹和空空导弹难以对其进行拦截。针对拦截具有大机动能力的临近空间高超声速飞行器的精确制导问题,分析了拦截弹弹体过载及其响应时间常数需求并阐明了直接力控制的必要性,确定了红外成像导引头探测体制并分析了截获距离、分辨率与帧频、瞬时视场角、离轴角等指标需求。最后,论述了直接力应用现状并提出了装置布局方案。     

推力和阻力作用下柔性自旋飞行器稳定性分析

针对柔性自旋飞行器动力学问题,开展了在推力和阻力作用下动力稳定性研究。柔性自旋飞行器简化为非均匀、自由-自由的Timoshenko回转梁模型,基于转子动力学理论和有限元方法,考虑陀螺效应,在瞬态坐标系下建立了推力和阻力作用柔性自旋飞行器的横向振动方程。在平均轴系和瞬态坐标系下分别从自旋转速、推力和阻力3个方面,分析了自旋飞行器动力稳定性和横向振动响应效应。研究结果表明：在瞬态坐标系下,阻力能够提高自旋飞行器稳定性,自旋转速不改变失稳区域;与之相反,在平均轴系下,阻力能够降低自旋飞行器稳定性,使临界推力和临界转速减小;自旋转速能够增大失稳区域,使静态失稳变为动态失稳;转动惯量和剪切效应能降低系统稳定性,相比于转动惯量,剪切效应影响更大,特别是对2阶频率影响。     

空天飞行器轨道拦截策略研究

在分析空天飞行器（aerospace vehicle，ASV）的概念及其使命任务的基础上，针对ASV的特点，依据轨道动力学，探讨了ASV拦截同一圆轨道上及共面不共轨圆轨道上目标的策略。其中，在同一圆轨道上的拦截讨论了椭圆机动和快速机动两种拦截方案；在共面不共轨圆轨道上的拦截讨论了霍曼轨道机动、双椭圆轨道机动以及快速轨道机动三种拦截策略。在每一种拦截策略中均详细分析了拦截时间、拦截所需速度增量、拦截轨线长度等。最后通过仿真分析了各种拦截策略的优缺点。     

带推力高超声速飞行器非连续点火再入轨迹研究

带推力高超声速飞行器非连续点火助推可有效提高再入飞行器灵活性和机动性。为分析点火时刻和助推时长对飞行器再入轨迹的影响，根据发动机开关机状态，改进高斯伪谱法将非连续点火助推再入轨迹进行分段优化处理，实现不同点火时刻和助推时长的再入轨迹优化。发动机关机时，利用高斯伪谱法生成满足多约束条件的最优再入轨迹；发动机点火后，按照给定控制输入，由数值积分计算生成再入轨迹。在分段点处附加约束条件，保证飞行器状态在分段点处连续衔接。选取再入过程中A、B、C、D 4个典型时刻进行发动机一次点火和二次点火，以横向航程最大为目标，设计仿真算例。研究结果表明：改进的高斯伪谱法可有效求解带推力飞行器非连续点火再入轨迹优化；在助推发动机总冲一定时，点火时刻对飞行器再入轨迹影响明显。     

随动推力作用下柔性自旋飞行器横向振动响应及失稳分析

针对柔性自旋飞行器动力学问题,考虑结构自身旋转作用,建立计入陀螺力矩及随动推力影响的运动方程,研究系统的动力学响应问题。将柔性自旋飞行器简化为非均匀转子结构,采用剪切变形对轴向位移有影响的Timoshenko梁模型,计入了陀螺力矩及随动推力的影响,基于有限元方法建立了运动方程,分析了质量偏心力作用下转速和推力对系统动力响应的影响以及结构失稳的情况。分析结果表明：随动推力的增加会减小系统的刚度和临界转速;激振频率等于系统临界转速频率时系统发生共振;推力达到或超过临界推力将导致系统失稳;转速的增加会降低系统的临界推力值;结构的非均匀性对系统的临界转速和临界推力造成很大影响。     

超音速冲压发动机基本外形结构和设计方法

由于科学和工程技术的进步，因而可研制出与７０年代相比具有全新特征的冲压发动机系列．现代无人飞行器必须满足的小体积和推力性能等方面的要求由于气动力、材料科学和制造业领域的发展得以实现．最近出现的许多部件结构上的变化解决了助推器安装于冲压发动机内的问题，创造了一个全新的燃烧室头部装置．介绍了俄罗斯联盟机械制造设计局在设计无人飞行器用冲压发动机时采用的确定外形结构的近似方法，同时讨论基本的冲压发动机系统结构特征．     

高超声速滑翔飞行器长期轨迹预测问题探讨

为给高超声速滑翔飞行器态势与威胁评估、反导拦截提供先验知识,探讨基于状态估计和意图推断的长期轨迹预测方法。对飞行器的控制特性进行阐述,分析了长期轨迹预测的可行性。针对飞行器机动不确定的问题,综合考虑飞行器当前状态和作战意图,阐述了长期轨迹预测的基本思想。最后,分别从预测模型构建、预测误差修正、制导规律辨识和意图信息推断四个方面讨论了飞行器长期轨迹预测的关键技术。     

临近空间飞行器拦截弹需求研究

临近空间由于其独特的地理位置而备受各国重视,并相继有不同类型的临近空间高超声速飞行器得到研发试验。基于对临近空间高超声速飞行器的性能特点和威胁能力的认识,分析拦截防御的不足,提出拦截弹的三个发展要求和三个阶段的发展建议,为拦截弹的后续研究打好基础。     

变结构空间飞行器发射过程的姿态研究

针对某类空间飞行器在发射过程中产生结构变化的问题,基于多体系统动力学方法建立了变结构空间飞行器动态发射研究模型,进行了理想发射情况下的数值研究,并与地面试验进行了对比分析.分析结果表明,该模型可以准确地描述飞行器的发射运动.引入推力偏心、扭矩偏转和重力梯度3种干扰因素对飞行器发射过程的姿态进行了数值研究.研究结果表明：...